В начале 50-х годов французская промышленность приступила к созданию серии лёгких истребителей различных аэродинамических схем с прямыми, стреловидными и треугольными крыльями, с реактивными двигателями различных типов (газотурбинными, ракетными и т.п.), в том числе с комбинированными двигательными установками. Первым из этой серии был опробован самолёт «Trident I», а впоследствии и самолеты «Жерфо», «Гриффон» фирмы «Нор», «Мираж» фирмы «Дассо», «Дюрандаль» фирмы «Сюд-Уэст» и 022 фирмы «Ледюк». Свои первые работы над самолётом-перехватчиком с большой скороподъемностью фирма SNCASO (Национальное авиационное промышленное объединение «Сюд-Уэст») начала в 1948 г. Результатом разработок явился самолёт SO.9000 «Trident I» (названный впоследствии «Trident I») с комбинированной (турборакетной) двигательной установкой, на котором 2 марта 1953 г. совершен пробный полет. В декабре 1955 г. самолёт достиг скорости, соответствующей M=1,7.

На основе результатов лётных испытаний двух опытных образцов в 1954 г. были заказаны два других экземпляра усовершенствованной конструкции SO.9050 «Trident II». Испытание первого из них (с турбореактивным двигателем) прошло 17 июля 1955 г., а 21 декабря начались полеты самолёта и с ракетным двигателем. В 1955 г. фирма получила заказ на изготовление 6 самолётов для эксплуатационных испытаний (облёт первого из них состоялся 3.05.1957 г.). Во время полётов была достигнута расчетная скорость (в горизонтальном полете равная - 2000 км/ч), а также установлено несколько мировых рекордов по скороподъемности и высоте. В процессе лётных испытаний произошли две катастрофы (в 1956 г.- во время посадки, а в 1957 г.- во время взлёта), которые по всей вероятности, повлияли на то, что в серийное производство был принят самолёт «Мираж», хотя предполагалось, что SO.9050 «Trident II» станет основным типом истребителя-перехватчика в системе воздушной обороны стран Западной Европы.

Самолёт SNCASO SO.9000 «Trident I» представляет собой построенный по классической схеме среднеплан с прямым крылом малого удлинения, оснащенным элеронами (размах 0,8 м, хорда 0,6 м) и закрылками. Профиль крыла имеет постоянную хорду 2,4 м и относительную толщину 4%. Элероны включены в систему управления параллельно с дифференциальным стабилизатором. При испытаниях было отмечено, что поперечная управляемость самолёта лучше расчетной. Поэтому уже во время их проведения было уменьшено передаточное отношение с целью уменьшения отклонения элеронов на 1/3, а затем на 2/3. В конце концов элероны были сделаны неподвижными. Поэтому крыло самолёта SO.9050 «Trident II» оснащено только закрылками, расположенными по всему размаху, так что поперечное и продольное управление обеспечивается работой дифференциального горизонтального оперения, имеющего отрицательный угол поперечного V 12°. Другой характерной особенностью самолёта SNCASO SO.9000 «Trident I» является наличие поворотного киля, причем все три плоскости хвостового оперения с точки зрения конструкции и размеров совершенно идентичны (все они имеют оси поворота, расположенные на 1/3 хорды от носка) и взаимозаменяемы. Привод органов управления выполнен по необратимой схеме.

В фюзеляже веретенообразной формы с конической передней частью находятся кабина пилота, топливные баки, ракетный двигатель. В самолёте SNCASO SO.9000 «Trident I» была применена негерметичная кабина (пилот для полёта надевал специальный комбинезон), представляющая собой одно целое с конической передней частью фюзеляжа, которая в аварийных ситуациях могла отделяться от самолёта и стабилизироваться специальным парашютом. Такое стабилизированное падение должно было продолжаться до определенной высоты, на которой открывался основной парашют. Удар в момент приземления должен был амортизироваться вонзающимся в землю остроконечным носом фюзеляжа. В отличие от этой системы на самолёте SO.9050 «Trident II» применены герметичная кабина и катапультируемое сидение. Расположенные в средней части фюзеляжа баки горючего и окислителя закреплены таким образом, что в случае аварийной ситуации во избежание взрыва они также катапультируются. Трехстоечное шасси с одинарными колесами полностью убирается вперед, в фюзеляж. Шасси обеспечивает использование самолетом неподготовленных аэродромов с травяным покрытием. Фюзеляж самолета имеет полумонококовую конструкцию, а консоли крыла и оперение выполнены по двухлонжеронной схеме. В самолете широко используются клееные конструкции (особенно при изготовлении многослойной обшивки).

Силовая установка комбинированного типа состоит из двух турбореактивных двигателей, размещенных в гондолах на концах крыла, и ракетного двигателя, установленного в хвостовой части фюзеляжа. Ракетный двигатель может работать с различным числом включенных камер и является основным в двигательной установке, тогда как выполняющие вспомогательную функцию турбореактивные двигатели облегчают старт и подъем, обеспечивают полет на малых скоростях, посадку и т.п. Применение форсажных камер в турбореактивных двигателях резко изменило ситуацию. В результате ЖРД стал выполнять функции вспомогательного двигателя, обеспечивающего необходимую тягу во время подъема и максимальную скорость в горизонтальном полете. На опытных образцах самолёта SNCASO SO.9000 «Trident I» устанавливались турбореактивные двигатели без форсажных камер фирмы «Тюрбомека» «Марбор» II тягой 3,92 кН (400 кГ) и трехкамерный ракетный двигатель SEPR 251 с максимальной тягой 3912,26 кН (3750 кГ) и временем работы до 4,5 мин. В самолётах SO.9050 «Trident II» были применены турбореактивные двигатели с форсажными камерами - сначала «Вайпер» (MD.30) фирмы «Армстронг сиддли» тягой 7,35 кН (750 кГ), а затем (начиная с четвертого летного образца) «Габизо» фирмы «Тюрбомека» тягой 10,79 кН (1100 кГ) без форсирования и 14,71 кН (1500 кГ) с форсированием, а также двухкамерный ракетный двигатель SEPR 631 с максимальной тягой 29,42 кН (3000 кГ). Таким образом, SO.9050 «Trident II» стал первым самолётом, у которого значение тяги в момент старта превышало взлетный вес.

Тактико-технические характеристики SNCASO «Trident I» / «Trident II»
Размах крыла, м 8,15 / 6,86
Длина, м 14,0 / 12,95
Высота, м 3,13 / 3,13
Площадь несущей поверхности, м2  9,2 / 14,5
Масса пустого самолета, кг – 2625
Нормальная взлетная масса, кг 5000 / 5150
Масса самолета при посадке, кг 3000 / -
Масса топлива во внутренних баках, кг 2265 / –
Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2  543 / 355
Удельная нагрузка на крыло при посадке, кг/м2  – / 207
Номинальное отношение массы самолета к тяге при форсировании, кг/даН 1,12 / 0,88
Максимальное число Маха 1,7 / 2,0
Максимальная скорость полета, км/ч – / 2000
Посадочная скорость, км/ч – 180
Вертикальная скорость, м/с – 100
Время подъема на высоту 15 000 м, мин – 2,5
Потолок (практ./макс.), м 18 000/(22000-25000)
Длина разбега, м – 500
Длина пробега, м – 500